Los dispositivos para monitorear los parámetros de la aeronave (dispositivos de monitoreo del motor) están diseñados para monitorear el motor y todas las partes móviles de la aeronave.
Panel de control de un avión moderno
La seguridad del vuelo depende en gran medida de la fiabilidad de los motores. Por ello, la mayoría de las veces se utilizan varios sistemas de propulsión para que, si uno de ellos falla, se pueda seguir volando con seguridad. Naturalmente, esto conduce a un aumento en el número de sensores, de modo que en muchos casos los dispositivos que monitorean el funcionamiento del motor se combinan en un panel de instrumentos especial y son controlados por un ingeniero de vuelo. Los instrumentos para monitorear los parámetros de las aeronaves incluyen contadores de velocidad, termómetros de lubricante, refrigerante y chorro, indicadores de reserva y consumo de combustible, etc.
Los cuentarrevoluciones pueden diseñarse como contadores de lectura directa o como cuentarrevoluciones remotos. En su forma mecánica más simple existen medidores de tipo centrífugo en los que el indicador es accionado directamente por un eje elástico. Los dispositivos para lectura remota de velocidad, en la mayoría de los casos, constan de un sensor de CA en el motor y un indicador en la cabina. A veces también se utilizan cuentarrevoluciones de inducción, pero interfieren con las brújulas magnéticas y, por lo tanto, deben montarse a gran distancia de ellas.
Indicadores de reserva y consumo de combustible. Es muy importante que el piloto tenga información completa sobre el suministro de combustible adecuado, lo que le permitirá determinar la autonomía máxima de vuelo posible. Los aviones más antiguos solían estar equipados con un indicador flotante del nivel de combustible que, según los casos, incluso se montaba como indicador directo encima del depósito de combustible (por ejemplo, en el depósito de combustible del ala) y el piloto lo leía desde su asiento. Las lecturas de estos instrumentos dependen de su ubicación y difícilmente podrían usarse para indicar el contenido de combustible de todos los tanques de combustible en el panel de instrumentos de la cabina.
Era necesario utilizar sistemas eléctricos en los que el sensor instalado en el depósito de combustible constara de un flotador y un potenciómetro. Los flotadores pueden ser giratorios o pendulares. Los dispositivos indicadores están controlados por potenciómetros. Además, gracias a contactos adicionales, pueden asumir las funciones de indicador de la presencia de combustible en el depósito. Los aviones modernos utilizan la medición de la reserva eléctrica de forma capacitiva. Este método tiene la importante ventaja de que la medición ya no se limita a una marca específica en el depósito de combustible. Lleva incorporados varios tubos situados uno al lado del otro, cuya capacidad cambia en función del grado de uso y se indica en un comparador mediante un sencillo amplificador.
Pero medir la reserva por sí sola ya no es suficiente, especialmente en el caso de motores de turbina que consumen grandes cantidades de combustible. Por lo tanto, se necesitan medidores de flujo especiales que midan la cantidad de combustible consumido por cada motor en la línea de combustible (el llamado indicador de consumo instantáneo de combustible). Estos instrumentos de medición, gracias a un mecanismo de conteo, permiten leer en cualquier momento datos sobre el combustible restante en el tanque. Recientemente, se han desarrollado algunos medidores autónomos interesantes que muestran el tiempo de vuelo restante o el alcance máximo restante. La base para realizar cálculos autónomos es el consumo de combustible correspondiente y el modo de funcionamiento del motor.
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Manómetros mecánicos. Utilizan métodos de medición de presión en los que las fuerzas de presión medidas se comparan directamente con el peso de una columna de líquido, un peso de referencia o las fuerzas de elementos sensores elásticos. Los manómetros mecánicos, diseñados sobre la base de los dos primeros métodos, se utilizan en condiciones estacionarias o se utilizan como manómetros de referencia al comprobar y calibrar otros. Al implementar el tercer método de medición de presión, se utilizan membranas, cajas de membranas, fuelles y resortes tubulares como elementos elásticos sensibles (ESE). Su deformación depende del valor de la presión medida.
Arroz. 12. Dispositivo de manómetro y vacuómetro.
En el vacuómetro (Fig. 12) se utilizan como manómetro los fuelles manométricos y barométricos 9 y 6. rk que se mide se introduce en el fuelle 9 . Fuelle 6 se mide la presión ra, igual a la atmosférica. Bajo la influencia de la diferencia de presión, la varilla se mueve. 8 , desviación de la palanca 7 , movimiento de empuje 2 , rotación sectorial 1 , rotación del tubo 5 y flechas 4 relativo a la escala 3 .
Al medir la presión con manómetros mecánicos, surgen errores metodológicos, instrumentales y dinámicos.
El error metodológico aparece debido a cambios en la presión absoluta del medio ambiente.
Los errores instrumentales surgen debido a la presencia de fricción, juego en los soportes y bisagras de los elementos móviles, desequilibrio del sistema móvil, así como cambios en la temperatura ambiente. Este último provoca cambios en el módulo elástico del material del que está hecho el UCE y en las dimensiones geométricas de las partes del mecanismo de transmisión. La reducción de este error se logra con la ayuda de compensadores de temperatura bimetálicos y la selección de los materiales con los que se fabrican los UCE.
Los errores dinámicos son causados por retrasos en las mediciones, que dependen de los parámetros de la tubería que conecta el objeto de prueba al manómetro mecánico.
Manómetros electromecánicos. En estos manómetros, las fuerzas de la presión medida se convierten en movimiento de los elementos eléctricos, que afectan los parámetros de los circuitos eléctricos de medición (resistencia R, inductancia l o capacidad CON). El transductor de presión se instala directamente en el objeto de control, lo que elimina la necesidad de largas tuberías de conexión, elimina una serie de errores y simplifica la instalación y el mantenimiento.
Manómetros tipo EDMU. Los manómetros remotos eléctricos del tipo EDMU unificado (Fig. 13) tienen la misma estructura y elementos para todos los rangos de presiones medidas, a excepción del UChE y la graduación de escala. El diagrama del circuito eléctrico se muestra a continuación.
Arroz. 13. Diagrama de un manómetro tipo EDMU
Presión medida r y alimentado a la UCHE, que está conectada al cepillo mi 3 potenciómetros EN 1 a través del mecanismo de transmisión. Valores de resistencia receta Y ry Potenciómetro transductor de presión, que varía según la presión. r y, forman dos brazos del circuito puente. Los otros brazos del circuito puente son resistencias. R 1 y R 2. Marcos de ratiómetro l 1, l 2 y resistencia RD constituyen la diagonal de medida del puente. El punto de conexión común de los marcos está conectado a una semidiagonal formada por resistencias. R 3 y R 4. Están diseñados para compensar los errores de temperatura causados por cambios en la resistencia de los marcos del ratiometro cuando fluctúa la temperatura ambiente. Los marcos del ratiometro tienen el mismo número de vueltas, pero diferentes dimensiones de diseño. Como resultado, el marco interior tiene menos resistencia. Para garantizar la simetría del circuito, se incluye una resistencia adicional en el circuito del marco interno. RD. Cuando se conecta al circuito de voltaje de suministro en caso de R x = R y El circuito puente es simétrico. Corriente que fluye semidiagonalmente a través de resistencias. R 3 y R 4, se ramifica en dos corrientes iguales I 1 y I 2 cuadros l 1i l 2(Figura 14). Si hay violación de la igualdad entre receta Y ry la simetría en el circuito se viola, como resultado de lo cual también se viola la igualdad de corrientes. Corrientes I 1 y I 2, que fluyen a través de los marcos del ratiometro, crean campos magnéticos caracterizados por vectores de intensidad:
H 1 = Yo 1 w H 2 = Yo 2 w,
Dónde, w– el número de vueltas de cada cuadro.
El imán en movimiento, en cuyo eje está fijada la flecha, está ubicado en la dirección del vector.
H = H 1 + H 2,
Dónde, h– vector de la intensidad del campo magnético resultante.
Arroz. 15. Diagrama cinemático del transductor de presión.
Presión medida r y suministrado a través de un conector 9 en la cavidad del transductor de presión. bajo la influencia r y el centro de la membrana se mueve 8 , empujador 6 ,mecedoras 5 , palanca 3 y portaescobillas 13. Primavera 4 Devuelve la palanca a su posición original cuando la presión disminuye. r y.
Arroz. 16. Diseño del logometro EDMU
El diseño del logometro EDMU (Fig. 16) consiste en un imán móvil 2 y marcos fijos 3 Y 10 . Imán 2 y flecha 5 adjuntar al eje 9, cuyos extremos se insertan en los cojinetes de empuje 6 . Cuerpo de cobre 1 Se utiliza un amortiguador magnético para amortiguar las vibraciones del sistema móvil del ratiometro.
Imán fijo 4 Devuelve la aguja del instrumento a la posición cero cuando se apaga el voltaje de suministro.
Los errores introducidos en el circuito de medición por un sensor de presión son similares a los errores de los manómetros mecánicos. Los errores introducidos por el circuito eléctrico y el indicador surgen cuando cambia la temperatura ambiente, cuando el sistema móvil del indicador está expuesto a fuerzas de fricción, desequilibrio y juego, así como por histéresis magnética en el material de la pantalla y el imán en movimiento. El error total global (± 4) y la presencia de un contrato deslizante poco fiable son desventajas de este tipo de manómetro.
Manómetros tipo EM Son dispositivos de tipo diferencial que miden la diferencia entre dos presiones (Fig. 17). Como ECE se utilizan membranas onduladas, cuya deformación se convierte en valor eléctrico mediante un transductor potenciométrico. El puntero es un logometro de cuatro cuadros con un imán en movimiento.
Arroz. 17. Diagrama de un manómetro tipo EM.
Los extremos del potenciómetro están en cortocircuito, por lo que equivale a un potenciómetro circular. Cada sección del potenciómetro está conectada a una toma correspondiente del marco del ratiometro. Se suministra una tensión de alimentación de 27 V ± 10% a la escobilla del convertidor potenciométrico y al punto que conecta todos los marcos del ratiometro. Cuando la escobilla del potenciómetro se mueve bajo la influencia de fuerzas de presión, las corrientes se redistribuyen dentro del ratiometro. En ellos se crean campos magnéticos, caracterizados por vectores de intensidad. El imán móvil de un ratiometro de cuatro cuadros está ubicado en la dirección del vector de tensión. norte campo magnético total. Resistencia R 1 y R 2 se utilizan para ajustar el ancho y la uniformidad de la escala. El uso de este esquema permite obtener, con pequeños movimientos del centro rígido de la membrana y el cepillo del potenciómetro, grandes ángulos de desviación de la aguja del puntero (el rango de escala alcanza 270 0). Esto aumenta significativamente la precisión de la medición de la presión, en igualdad de condiciones. Debido a la simetría del circuito del dispositivo, las lecturas del indicador no se ven afectadas por los cambios en el voltaje de suministro o la resistencia del marco cuando la temperatura ambiente fluctúa. Error total del instrumento ± 3%. Las principales desventajas del manómetro tipo EM son la presencia de un contacto deslizante y un mayor número de cables de conexión, lo que reduce la confiabilidad del dispositivo, aumenta su peso y complica la instalación a bordo de la aeronave.
Manómetros tipo DIM. Las desventajas de los transductores potenciométricos asociadas con el desgaste de los transductores potenciométricos, asociadas con el desgaste del potenciómetro, la interrupción de los contactos durante las vibraciones y las fluctuaciones en la presión medida, las temperaturas elevadas, se eliminan en los manómetros inductivos remotos del tipo DIM (Fig.18). . Esto se garantiza mediante el uso de un convertidor inductivo diferencial. Los manómetros de este tipo se utilizan para medir la presión a temperaturas elevadas y interferencias significativas de alta frecuencia (hasta 700 Hz). El diagrama del circuito eléctrico del manómetro se muestra a continuación.
Arroz. 18. Diagrama de un manómetro tipo DIM
Como UCE se utilizan membranas onduladas o cajas de membranas. El centro móvil rígido de la UCHE está conectado al inducido del convertidor inductivo. Bobinas convertidoras inductivas l 1 y l 2 junto con resistencias R 1 y R 2 forman un circuito puente que funciona con CA 36 V 400 Hz. El circuito de puente diagonal incluye marcos indicadores ratiométricos. Al medir la presión, la deformación del UCE se transfiere a la armadura, lo que cambia el entrehierro en los circuitos magnéticos de las bobinas. l 1i l 2. Esto provoca cambios en la inductancia de las bobinas y conduce a una redistribución de las corrientes dentro del ratiometro. Dado que el logometro funciona con corriente continua, los diodos se introducen en el circuito de medición como rectificadores. D 1 y D 2. Los errores máximos de los manómetros tipo DIM son ± 4%, el alcance de la escala del indicador es 120 0.
Alarmas de presión. Están diseñados para proporcionar información sobre la presencia de modos nominales o críticos en los sistemas de centrales eléctricas. La ECU 1 de alarma de presión controla el funcionamiento de los contactos 4,5, que conmutan el circuito eléctrico (Fig. 19).
Arroz. 19. Circuito de alarma de presión
La alarma de presión 2 abre el circuito eléctrico mediante los topes 3 y 6 cuando la diferencia de presión disminuye Δр = р 2 - pag 1 .
Medidor de relación de presión tipo IOD. Está diseñado para controlar el empuje del motor en relación con la presión.
π =ð 2 / ð 1
Dónde, pág 1 – presión total en la entrada del motor;
página 2– presión detrás de la turbina del motor.
El diagrama del dispositivo (Fig. 20) consta de un sensor de relación de presión (PRS) y un indicador de relación de presión (PRI). A diferencia de los circuitos de medida de conversión directa, se trata de un circuito de medida de compensación. DOD consta de: un fuelle de trabajo 17, en cuya cavidad se aplica presión r 2, aneroide 1, sensible a los cambios de presión r 1 suministrado a la carcasa del sensor; sistema de contacto 15, que sirve para controlar el motor eléctrico 13, a través de un amplificador 16, potenciómetro 2, que fija la desviación de la palanca 18 .
Arroz. 20. Diagrama de un medidor de relación de presión del tipo IOD.
El UOD consta de: amplificador 8; motor 10; un mecanismo de retroalimentación, que incluye una caja de cambios y un potenciómetro 12; Mecanismo indicador, que incluye un mecanismo de marcha, escala 4, mecanismo de cinta 3 y resorte de retorno 7. Lámparas. L1 Y L2 iluminar la escala del puntero.
Cuando cambia el modo de funcionamiento del motor y, por tanto, cambia la relación de presión, el contacto móvil del sistema de contacto 15 ubicado en la palanca 18 se cerrará con el contacto fijo superior o inferior, y el motor eléctrico 13 comenzará a girar el aneroide. , cambiando el ángulo de su inclinación a la palanca 18. Cuando se logra el equilibrio, lo dado Las fuerzas del fuelle y el aneroide abren los contactos y el motor se apaga. En este caso, las señales proporcionales a la relación de presión se eliminan del potenciómetro 2. Está incluido en el circuito de medición del puente del puntero, que contiene un potenciómetro de retroalimentación 12 y resistencias ajustables 11. Cuando el puente está desequilibrado, surge un voltaje en la diagonal, que es amplificado por el amplificador 8 y suministrado al motor eléctrico 10 de el puntero, que equilibra el circuito puente mediante retroalimentación potenciométrica 12 y mueve el indicador del mecanismo con la cinta indicadora 3. En este caso, en la escala 4 se indica el valor de la relación de presión medida. En caso de un corte de energía o de los elementos del dispositivo, la cinta regresa a la marca inferior de la escala mediante el resorte de retorno 7. Las resistencias de ajuste 11 le permiten ajustar la amplitud del borde blanco uniforme de la cinta de acuerdo con el escala del puntero. Al girar el trinquete 6, la tuerca con la flecha 5 se mueve a lo largo de la escala para marcar un valor preestablecido de la relación de presión en el punto de control.
Alarmas de chip térmico. Para advertir rápidamente a la tripulación sobre la aparición de anomalías en el funcionamiento de los cojinetes de los soportes del rotor del motor central y trasero, en la parte inferior de la cámara de combustión está instalada una carcasa con filtros de aceite y alarmas de chip térmico (TCD).
El sistema (Fig.21) consta de los siguientes elementos principales:
a) dos alarmas de chip térmico 1, una de las cuales está instalada en la línea de bombeo de aceite desde el cojinete del rotor del compresor trasero y la otra en la línea de bombeo de aceite desde el cojinete del rotor de la turbina;
b) un testigo situado en el cuadro de instrumentos de la cabina.
Hay dos canales en la carcasa del filtro de aceite, uno de los cuales está conectado a la cavidad del cojinete trasero del compresor y el otro a la cavidad del cojinete de la turbina.
En cada canal están instalados un filtro de aceite 10 y un TCC 1, que con sus bridas están unidos conjuntamente con dos pernos a la carcasa del filtro de aceite 11.
Arroz. 21. Diseño del filtro de aceite.
La carcasa del filtro de aceite 11, con su brida superior, está fijada con cuatro tornillos a la brida situada en el nervio de refuerzo inferior de la carcasa de la cámara de combustión. Se instala una junta de paronita entre las bridas.
Además, se instalan dos accesorios en la carcasa del filtro de aceite 11 para conectar los canales de la carcasa con tuberías a la unidad de aceite.
Cada TSS consta de un sensor que indica virutas de acero en el aceite bombeado y un sensor de temperatura máxima de la mezcla de aire y aceite.
El sensor de presencia de virutas de acero consta de un dispositivo de almacenamiento magnético de virutas, que consta de dos imanes permanentes 4 y 6, instalados con un entrehierro uno frente al otro con polos diferentes. Los imanes están conectados por los cables 2 y 3 a los contactos del conector del chip térmico de alarma. Se instala un conector de enchufe en el cuerpo del TCC para conectarlo a los circuitos eléctricos del motor y la aeronave.
El sensor de temperatura límite está ubicado en la parte superior de la carcasa 5 y consta de una carcasa 8, un inserto 9 hecho de una aleación de bajo punto de fusión y contactos, uno de los cuales es la parte superior del imán 6 y el otro es el anillo 7.
El inserto 9 se coloca dentro del cono 8 y está sostenido por tres protuberancias equiespaciadas. El anillo 7 está conectado por el cable 2 al imán 4.
El principio de funcionamiento tanto del sensor de presencia de virutas como del sensor de temperatura se basa en cerrar el circuito negativo de la luz de señal del sistema de alarma de virutas térmicas cuando aparecen virutas o la temperatura de la mezcla de aire y aceite bombeada aumenta por encima del valor permitido. .
Cuando aparecen virutas de metal en una de las líneas de bombeo de petróleo mencionadas anteriormente, se forma una red cerrada entre los imanes, ya que el espacio entre los imanes se llena de virutas.
Como resultado, la luz en el panel de instrumentos en la cabina se enciende por la presencia de astillas en el motor.
Si la temperatura de la mezcla de aire y aceite en la línea de bombeo desde la cavidad del cojinete trasero del compresor aumenta por encima de 180 0 C y la línea de bomba desde la cavidad del cojinete de la turbina por encima de 202 0 C, los insertos de bajo punto de fusión se derriten y conectar la superficie de los imanes 6 y anillos 7 Se forma un circuito eléctrico cerrado que enciende una luz en la cabina, indicando la presencia de virutas en el aceite.
Conclusión: Los dispositivos para monitorear el funcionamiento de las plantas de energía de las aeronaves están diseñados para monitorear las condiciones térmicas y de empuje de los motores de las aeronaves, el estado de la lubricación, la reserva y el consumo de combustible y el funcionamiento de los sistemas y unidades individuales. Estos incluyen instrumentos para medir la velocidad de rotación, la temperatura, la presión, la cantidad de combustible en los tanques y el consumo de combustible. Este mismo grupo de dispositivos incluye indicadores de presiones preestablecidas en el sistema de combustible e indicadores de posición del cono de admisión de aire, trampillas antisobretensión y palanca de combustible, que permiten comprobar el estado de los sistemas correspondientes.
Los motores de los aviones, los tanques de combustible y aceite, los cilindros del sistema de aire y otros objetos cuyo funcionamiento debe controlarse durante el vuelo se encuentran a una distancia de varios metros e incluso decenas de metros de la cabina, donde se concentra el control del avión. Por lo tanto, todos los dispositivos que monitorean el funcionamiento de las centrales eléctricas deben ser remotos.
Los motores de los aviones funcionan en condiciones térmicas intensas cercanas al límite. Por lo tanto, los termómetros se utilizan para monitorear las condiciones térmicas del motor y los sistemas de servicio. Existe la necesidad de aumentar la precisión de las mediciones. Por lo tanto, a los valores máximos de las temperaturas medidas, el error al medir la temperatura de los gases del turborreactor no debe exceder ± (0,5-1)%. La precisión de la medición de la temperatura en los sistemas de refrigeración de motores de aviones de todo tipo se estima en un error aceptable de ± (3-5)%.
La presión del combustible en los motores de turbina de gas debe medirse con un error de no más del ± 1,5 % en el rango de 0 a 10 kg/cm2 y del ± 4 % en el rango de 10 a 100 kg/cm2. El error de medición de la presión del aceite no debe exceder ± 4%.
Conclusión
Es necesaria una medición precisa del suministro real de combustible en la aeronave y su consumo instantáneo o total para garantizar la seguridad del vuelo y mantener las condiciones óptimas de funcionamiento del motor. El error al medir la cantidad de combustible cuando la aeronave está posicionada en línea de vuelo no debe exceder el 2-3% del suministro real de combustible y no debe ser más de ± 2,5%.
Las alarmas de presión preestablecidas deben funcionar con un error que no exceda el ± 5% de los valores de presión de respuesta nominal.
preguntas de autoestudio
1. Parámetros controlados de centrales eléctricas, conjuntos y sistemas de la aeronave.
2. El principio de funcionamiento de un termómetro tipo TEU.
3. Principio de funcionamiento del sensor de temperatura.
4. Principio de funcionamiento del TNV.
5. Principio de funcionamiento de los termómetros termoeléctricos.
6. Principio de funcionamiento de un galvanómetro magnetoeléctrico.
7. Instrumentos para monitorear el estado de los sistemas de aceite del motor.
Literatura
1. V.D. Konstantinov, I.G. Ufimtsev, N.V. Kozlov "Equipo de aviación para aviones" págs. 119-148.
2. Yu. P. Dobrolensky "Equipo de aviación" págs. 82-88.
3. COMO Tyrtychko, N.N. Tochilov, M.M. Nogas, V.M. Bluvshtein "Equipos de aviación para helicópteros" págs. 254-282.
4. V.V. Glújov, I.M. Sindeev, M.M. Shemakhanov "Aviación y equipos radioelectrónicos de aviones". págs. 46-76.
5. Apuntes de clase.
Información relacionada.
"DISPOSITIVOS DE CONTROL DEL MOTOR PARA EL FUNCIONAMIENTO DEL MOTOR, SISTEMAS INDIVIDUALES Y UNIDADES DE ALARMA DE NIVEL DE COMBUSTIBLE..."
AERONAVES Y EQUIPOS RADIELECTRÓNICOS
DISPOSITIVOS DE CONTROL DE FUNCIONAMIENTO DEL MOTOR,
SISTEMAS Y UNIDADES INDIVIDUALES
ALARMA DE NIVEL DE COMBUSTIBLE SUT4-2
El indicador de nivel de combustible SUT4-2 está destinado a:
Medición discreta de la reserva de combustible en dos tanques de un objeto con salida de información en 9 niveles en el tablero de luces indicadoras:
Emisión de señales duplicadas de combustible de emergencia restante en cada tanque a la segunda cabina.
El sistema de alarma incluye:
Dos sensores indicadores de nivel DSU1-2
Un indicador de nivel de combustible IUTZ-1.
El principio de funcionamiento de la alarma se basa en la conversión de una cantidad no eléctrica (cambiando el nivel de combustible) en eléctrica (cambiando correspondientemente las combinaciones de fases de voltaje de salida).
Para convertir una cantidad no eléctrica en eléctrica, se utiliza un sensor mutuamente inductivo de tipo flotador. El indicador IUTZ-1 está diseñado para convertir señales provenientes de sensores y mostrar información en una pantalla luminosa. En el panel frontal del indicador hay un botón para monitorear el funcionamiento del dispositivo de señalización "K" y un interruptor de brillo para la visualización de luces "D-N".
TACÓMETRO ITE-1 El tacómetro está diseñado para la medición remota de la velocidad de rotación del eje del motor, expresada como porcentaje de las revoluciones máximas por minuto.
El principio de funcionamiento del dispositivo se basa en convertir la velocidad de rotación del eje del motor en EMF con una frecuencia proporcional a la velocidad de rotación del eje.
El kit de tacómetro incluye indicadores ITE-1, sensor DTE-6. Los punteros están instalados en los tableros y sensores en el motor.
Arroz. 1 Juego de tacómetro remoto de inducción magnética ITE-1: a - indicador ITEb - sensor-generador DTE-1 Fig. 2 Esquema eléctrico del rotor del tacómetro 1-sensor-generador ITE-1; Bobinado del generador de 2 estatores; 3 rotores del motor eléctrico del puntero; Devanado de 4 estatores del motor del puntero; 5 - disco de histéresis; 6 - disco puntero; 7 - imán del elemento sensible; resorte de 8 pelos; transmisión de 9 velocidades; Dispositivo de escala 10; 11- eje de flecha; 12 - flecha
Datos básicos:
AERONAVES Y EQUIPOS RADIELECTRÓNICOS
Rango de mediciónPrecisión a +20°С
Rango de temperatura de funcionamiento
INDICADOR DE MOTOR DE TRES POTENCIAS EMI-ZK
El indicador de motor de tres punteros se utiliza para monitorear de forma remota el funcionamiento de un motor de avión y es un instrumento combinado que mide la presión y la temperatura del aceite y el combustible.El kit del dispositivo incluye un indicador UKZ-1, un receptor de presión de combustible P-1B, un receptor de presión de aceite PM-15B y un receptor de temperatura de aceite P-1.
El puntero está instalado en el tablero.
– – –
TERMÓMETRO TERMOELÉCTRICO TCT-13
El termómetro termoeléctrico se utiliza para medir de forma remota la temperatura debajo de la bujía de un motor de avión.El principio de funcionamiento del termómetro se basa en el fenómeno de la aparición de una fuerza termoelectromotriz en una unión de dos metales diferentes cuando se calienta la unión.
El kit de termómetro incluye un medidor TCT-1 y un termopar T-3.
El medidor está instalado en el tablero, el termopar está debajo de la bujía de la culata del motor.
Datos básicos Rango de medición
Error de medición
Condiciones de temperatura
TERMÓMETRO ELÉCTRICO TUE-48 Un termómetro eléctrico universal diseñado para la medición remota de la temperatura de la mezcla de entrada.
El kit de termómetro incluye un receptor P-1 y un puntero. El principio de funcionamiento de un termómetro eléctrico se basa en el hecho de que cuando cambia la temperatura del medio medido, cambia la resistencia del elemento sensible del receptor.
El receptor de temperatura está instalado en la entrada del carburador, el indicador está en el tablero.
Datos básicos.
AERONAVES Y EQUIPOS RADIELECTRÓNICOS
Temperatura:
para puntero
para receptor
Rango de medición de temperatura
Rango de operación
Tensión de alimentación
– – –
MANÓMETRO DE AIRE COMPRIMIDO DOBLE 2M-80
El manómetro está diseñado para medir la presión del aire comprimido en los sistemas de aire principal y de emergencia.El principio de funcionamiento del manómetro se basa en la relación funcional entre la presión medida y las deformaciones elásticas del elemento sensor: un resorte tubular.
El manómetro tiene dos escalas y, en consecuencia, dos flechas que muestran la presión en los sistemas principal y de emergencia.
Datos básicos.
Rango de medición
Precisión a +20°С
Temperatura de funcionamiento
ALIMENTADOR DE ARRANQUE DEL MOTOR
Cuando se enciende el disyuntor de “Encendido” E25, se suministra voltaje a los botones de “Inicio” 31 y 32 y al interruptor de “Dilución de aceite” Ml.Al presionar el botón 31 en la primera cabina o el botón 32 en la segunda cabina, se suministra voltaje al relé 310, cuando se activa, se suministran 27 V a la electroválvula EK-48 (33) y a la bobina de arranque KP4716 (34).
La corriente que pasa por el devanado primario de la bobina de arranque crea un campo magnético. Como resultado, el núcleo se magnetizará y cuando se alcance una cierta intensidad del campo magnético, la armadura del vibrador, superando la resistencia del resorte, será atraída hacia el núcleo. Como resultado de esto, los contactos del vibrador se abrirán, la corriente se detendrá, el flujo magnético desaparecerá y el resorte del vibrador devolverá la armadura a su posición original (al mismo tiempo, los contactos del vibrador se cerrarán nuevamente).
El circuito del devanado primario se cerrará nuevamente y se repetirá el proceso descrito anteriormente.
En el momento en que se abren los contactos, el campo magnético del devanado primario desaparece instantáneamente. Debido al rápido cambio en el flujo magnético en el devanado secundario, una gran
AERONAVES Y EQUIPOS RADIELECTRÓNICOS
fuerza electromotriz. La corriente del devanado secundario de la bobina de arranque fluye hacia el electrodo del deslizador magnético izquierdo (terminal "P") y a través de los electrodos del distribuidor hasta las bujías del cilindro.Control del sistema de encendido, es decir. el encendido y apagado del magneto desde la primera cabina se realiza mediante el interruptor 37, mientras que en la segunda cabina el interruptor 38 debe estar en la posición "1+2", y el interruptor de "Encendido", E11 - en la posición "1 cabina" El control del sistema de encendido desde la segunda cabina se realiza mediante el interruptor 38, el interruptor de "Encendido" 311 en este caso debe estar en la posición "2 cables".
El interruptor magnético PM-1 tiene cuatro posiciones. En la posición "0", ambos magnetos están apagados, porque Los devanados primarios del transformador magnético están conectados al cuerpo del avión.
En la posición "1", el magneto izquierdo 35 funciona y el derecho 312 está apagado, porque el devanado primario de su transformador está conectado al cuerpo de la aeronave.
En la posición “2” sólo funciona el magneto derecho, en la posición “1+2” funcionan ambos magnetos.
ALIMENTADOR DE DISPOSITIVOS DE CONTROL DE FUNCIONAMIENTO DEL MOTOR
Cuando se enciende el disyuntor “APRIB”. MOTOR", el voltaje E24 se suministra al termómetro TUE-48, que muestra la temperatura del aire en la entrada del carburador a los indicadores de tres punteros U KZ-1, M5 y M9 y al indicador IUTZ-1 del combustible SUT4-2. kit indicador de nivel.CIRCUITO DE SEÑALIZACIÓN DEL CHIP DEL MOTOR
Cuando aparecen chips en el motor, el dispositivo de señalización (filtro M25) se activa y cierra el negativo.Obras similares:
“PUBLICADO: Maznichenko I.V., Pozdnyakov E.N. Sus nombres no se olvidan (sobre la inauguración de un cartel conmemorativo a los soldados de tanques de la 47.ª brigada en el pueblo de Krasnaya Polyana, distrito de Shebekinsky, región de Belgorod) // Memoria de los jóvenes del siglo XXI. de la memoria del roboti funerario. PERSONAJE. III. Járkov, 2013; Shebekinsky historiador local..."
"Querido. 2. El verano ya está terminando, y la escuela está por delante. Oramos ante Dios..."
“Acerca de la Guía del usuario La Guía del usuario proporciona información sobre cómo configurar su todo en uno e instalar el software que viene con él. Además, se proporcionan instrucciones...”
“artículos Viajes sin visa: un indicador de integración global B. White Brendan White – Ph.D., geógrafo político y cartógrafo especializado en geografía militar, de transporte y fronteriza. Publicó alrededor de 250 trabajos científicos, entre monografías y artículos sobre enclaves en el territorio fronterizo de la India...”
“A medida que pasa el tiempo, las gráficas u(t) convergen cerca del valor indicado, independientemente del valor inicial de la tasa de disminución, a lo largo del tiempo. Tienden a una asíntota rectilínea oblicua. Para simular el movimiento…”
"La Federación de Rusia sobre la interacción con las instituciones de la sociedad civil en el tema de la Iniciativa de la Sociedad Civil en la implementación de las disposiciones del discurso del Presidente de la Federación de Rusia del 24 de marzo..."
"Ministerio de Educación y Ciencia de la Federación de Rusia Institución Educativa Presupuestaria de Educación Superior del Estado Federal Universidad Estatal de Nizhnevartovsk Facultad de Humanidades Programa de trabajo..."
"METRO. Y. Mullaeva M. N. Borracho Comida rápida http://www.litres.ru/pages/biblio_book/?art=6181077 M. Mullaeva, M. Borracho. Comida Rápida: Libro Científico; 2013 Resumen En este libro encontrarás muchas recetas de platos deliciosos y originales, cuya preparación no te quitará mucho tiempo...” 2017 www.site - “Biblioteca electrónica gratuita - materiales en línea”
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El P2002-Sierra RG es un avión biplaza de ala baja con asientos uno al lado del otro y tren de aterrizaje retráctil. El elegante P2002 Sierra RG es un avión para disfrutar del placer de volar y ver el mundo que te rodea.
Breve información
Máx. rango
Listo para vuelos de travesía
Velocidad máxima
Lugares
Dos plazas con asientos paralelos.
Vuelos VFR diurnos y nocturnos
Consumo de combustible
Sólo 4,5 galones estadounidenses por hora en
utilizando combustible para automóviles y de aviación.
Exterior
El P2002 Sierra RG cuenta con un rendimiento y características de vuelo superiores, como lo demuestran las numerosas ventas de aviones ultraligeros, deportivos ligeros y ultraligeros P2002 en todo el mundo, aprobados en 15 países, excluyendo los países europeos. La facilidad de pilotaje y mantenimiento hacen de este avión una excelente solución para la formación en organizaciones de vuelo. También es una solución ideal para misiones de vigilancia aérea, tanto con fines recreativos como para uso privado. La capacidad de utilizar combustible 100LL AVGAS o combustible automotriz sin plomo (hasta un 10% de contenido de etanol) hace que este avión sea aún más versátil y rentable de operar. El P2002 Sierra RG combina los desarrollos aeronáuticos más avanzados de Tecnam. El uso de modernos software de diseño, análisis estructural y experiencia en la construcción de aeronaves utilizando todo tipo de materiales es el resultado del continuo desarrollo del proceso de fabricación de aeronaves.
Con su ala baja trapezoidal y flaps ranurados, el P2002 Sierra RG es un avión superior con una combinación ideal de características aerodinámicas y de rendimiento.
Detalles interiores
El avión está equipado con asientos que se pueden ajustar en vuelo según el nivel de altura cuando el asiento se mueve hacia adelante.
El maletero, con una capacidad de 20 kg/44 lb, está situado detrás de los asientos con espacio suficiente para guardar varias bolsas de viaje. Todos los aviones Tecnam están equipados con controles gemelos con forma curva en la base para facilitar el acceso y salida del avión. Un sistema de control dual con pulsar para hablar (PTT) y ajuste estabilizador eléctrico en el mango con indicador de ajuste en el panel de control es estándar.
El interior es bastante espacioso, ergonómico y confortable. El sistema de doble acelerador permite el control tanto con la mano izquierda como con la derecha.
La calefacción y la prevención de heladas se incluyen de serie.
Los orificios de ventilación se encuentran en las puertas. Todos los aviones Tecnam están diseñados para proporcionar una excelente visibilidad hacia adelante.
El avión está equipado con pedales de control direccional estándar duales y una rueda de morro orientable. El amplio panel de instrumentos estándar alberga una amplia gama de equipos.
¡Sube el chasis y diviértete con Sierra RG!
Aviónica
Paquete de aviónica GARMIN estándar
Panel de audio GMA 340Equipo de comunicaciones/navegación GNC 255A
Respondedor GTX 328
AWS 406MHz
Antenas:
— Demandado
—VHF
-AWS
— Radiobaliza marcadora
Altavoces
Micrófono
Botón de intercomunicación en la palanca de control del comandante de la tripulación/copiloto
Lista de equipamiento estándar
Indicadores e instrumentos de vuelo.
brújula magnética
Indicador de velocidad (en nudos)
Altímetro (pulgadas)
Variómetro
Indicador de rollo
Indicador de posición de la trampilla
sistema PVD
Sistema de presión estática
Indicador de posición de compensación del estabilizador
Tres luces de posición del tren de aterrizaje
Indicador de posición de tránsito/chasis desbloqueado
Dispositivos de monitoreo del motor
Tacómetro
Contador de horas
Indicador de presión de aceite
Indicador de temperatura del aceite
Indicador de temperatura de la culata
Manómetro de presión de combustible
Voltímetro
Indicadores de combustible izquierdo y derecho
Sistema de combustible
Dos depósitos de combustible integrados con una capacidad total de 100 litros
Bomba de combustible mecánica (impulsada por motor)
Válvula de drenaje rápido de lodos de combustible
Bombas de combustible eléctricas adicionales
Controles de vuelo
Frenos hidráulicos
Freno de estacionamiento
Flaps eléctricos
Controles gemelos
Tren de aterrizaje delantero orientable
Embellecedor estabilizador (interruptor eléctrico en la palanca de control)
Controles del motor:
— Dos aceleradores
— Calefacción del carburador
— Enriquecimiento
Chasis:
— Sistema electrohidráulico de retracción/liberación del tren de aterrizaje
— Interruptor de posición del chasis
— Señalización sonora de la posición del tren de aterrizaje.
— Liberación de emergencia del tren de aterrizaje
Sistema de ajuste de control de vuelo:
— Control de compensación del estabilizador e indicador de posición de compensación
Llave de combustible, posiciones On/Off
— Arrancador
— Bomba de combustible
— Magneto del motor izquierdo y derecho
Sistema electrico
Batería 12 Voltios 18 Amperios
Generadores de 12 voltios, 20 amperios
Interruptores:
— Luz de aterrizaje
— Luces intermitentes
Panel de gasolinera
Documentación para la aeronave.
Garantía limitada del fabricante (2 años)
Guía del piloto
manual de mantenimiento
Interior
Asientos piloto
— Posición ajustable (adelante y atrás)
Cinturones de seguridad y cinturones de hombro (todos los asientos)
Alfombra de ancho completo
Maleteros
parte externa
Marquesina corredera con cerradura y llave.
Luneta trasera
Anillos de amarre
Tren de aterrizaje retráctil
Ruedas del tren de aterrizaje principal 5,00 X 5, rueda del tren de morro 4,00 X 6
Advertencia de pérdida
BAÑO
BANO y luces intermitentes de ala.
luz LED para taxis
Comodidad de la cabina
Ventilador ajustable (en 2 lugares)
Planta motriz y hélice
Un motor Rotax 912 ULS2 de cuatro cilindros y 100 CV.
Sistema de refrigeración mixto (líquido/aire), caja de cambios integrada
Sistema de encendido dual
Acelerador izquierdo y derecho
Soporte de motor de acero tubular
Hélice Gt de paso variable de doble pala
hilandero de hélice
filtro de aire
Filtro de aceite
Radiadores de aceite y agua.
Equipos
1003 Modificación de categoría a completa (Avanzada):
Grifo de gasolina ANDAIR
Equipo de radio Ica210 con instalación
Responder Gtx 327 con instalación
AWP AK 450 con instalación
Paracaídas JUNKERS, diseñado para un peso de 600 kg
Versión 1004 US-LSA, incluye:
Mampara cortafuegos de acero inoxidable
Indicador de velocidad (en nudos)
Grifo de combustible Andair
Interruptores del tablero:
_ Arrancador independiente
_ Aviónica
Bloqueo de arranque
Panel de gasolinera
Teñir todas las ventanas
Anillos de amarre
Devanado contra incendios de tuberías de sistemas de petróleo y combustible
Válvula termostática de aceite
Red de fijación del maletero
luz LED para taxis
Fuente de alimentación externa
Garantía extendida del motor Rotax (extensión de 1 año)
Sistema de calefacción con descongelador de vidrio.
La cantidad de combustible en los tanques se mide mediante medidores de combustible remotos. Los medidores de flujo se utilizan para medir el consumo de combustible instantáneo o total. Veamos el principio de funcionamiento de los medidores de flujo y combustible utilizados en los aviones modernos. Medidores de combustible. El principio de funcionamiento de los medidores de combustible se basa en la medición del nivel de combustible en los tanques...